小型涵道飞机设计报告

1、小型涵道无人飞机设计报告学生名称：何伟明指导老师：蒋阳（一）内容及要求，1, 了解无人机发展状况用途及性能要求2，基本掌握轻型飞机的总体布局方法3,掌握飞行器总体飞机的性能分析和计算方法（二）主要技术指标1， 写出总体方案报告2， 画出三视图3， 估算与分析整体飞机性能设计任务书（一）:涵道无人飞机的性能技术指标及要求（二）:飞机重量估算（三）：飞机推重比及翼载荷的计算1, 起飞推重比2, 起飞翼载荷（四）：飞机布局形式的选择1，总体布局形式的选择2，部件布局形式的选择（五）：飞机动力装置的选择1，涵道的参数2,进气口面积的计算与选择（六）：飞机部件几何参数的选择与计算1，机翼几何参数的选择与

2、计算2，机身几何参数的选择与计算3，尾翼几何参数的选择与计算（七）:机翼和尾翼翼型的选择1, 机翼翼型的选择2, 尾翼翼型的选择（八）：飞机总体飞行性能参数计算与校验1, 速度特性2, 起降特性（九）飞机三视图（一）涵道无人飞机的性能技术指标及要求1,失速速度：70Km/h=63.79ft/s2，最大速度：100Km/h=91.13ft/s3, 起飞距离 55m=180.45ft4, 续航时间：6min=360s5, 动力装置：90mm涵道6, 动力来源：6s电池，两块6s的电池并联（二）飞机重量估算起飞重量计算起飞重量主要由飞机空重We,飞机的任务油重Wf（这次设计主要是电池，所以不涉及到油

3、的重量）, 和任务载荷Wp用公式表达为Wo=We+Wp用空重系数表达为Wo=Wp/ （1-We/Wo）本次设计把电动涵道，电池，电调，舵机重量，起落架作为任务载荷即Wp=W （涵道）+W（电池）+W（电调）+W（舵机）+W（起 落架）飞机空重系数表达式：We/Wo=0.99Wo皿9因本次飞机采用玻璃纤维-环氧树脂结构，而不是高级的复合 材料，统计的估算表明，用玻璃纤维-环氧树脂复合材料制成 的自制飞机的空重系数大约是金属自制飞机空重系数的0.85倍，所以飞机空中系数调整为We/Wo=0.8415Wo °09任务载荷重量主要由电动涵道 （400克），两块6s电池（500），5个舵机（5

4、5克/个）起落架加电调共 475克即Wp=2150 克=4.74lb即Wo=4.74/(1 -We/Wo)= 0.8415Wo ®数据进行迭代Wo假定值We/WoWo计算值7Kg0.69283.99Kg6.5Kg0.66925.76Kg6.4Kg0.66416.27Kg6.3Kg0.65876.8Kg6.35Kg0.66146.5Kg6.37Kg0.66246.4Kg通过计算迭代所得重量取起飞重量：6.4Kg 空机重量：4.24Kg任务载荷：2.15Kg（三）飞机起飞推重比和起飞翼载荷的计算起飞推重比（T/W）的计算因为预先得知本次设计的飞机有足够的推力，考虑到飞机翼尖失速问题，所以

5、选经典展弦比作为参考值7所以暂选展弦比为 A=6.5根据经验公式：Kmax=0.88V（ A/C总废阻）A :展弦比 6.5C总废阻：这个是总废阻力系数，是由飞机零升阻力系数和飞机巡航时的诱导阻力的总和，因为现在还没有 具体的气动外形，这里就根据经验取飞机的零升阻力系数Cd0为0.02 ,诱导阻力系数根据公式Cw =Cl2/ nx Ae,这里的G是升力系数，暂取经验升力系数为1.2，根据公式估算到诱导阻力为0.08，所以总的废阻力系数为 0.09所以 Kmax=0.8 V（ 6.5/0.09 ） =7计算值巡航T/W=1/(L/D)=1/7=0.143hp/kg经验公式hp/Wo=aV max

6、 C 其中 a=0.004c=0.57hp/Wo=0.004 V max0.57取最大速度 Vmax=100Km/h=91ft/s代入公式的 hp/Wo=0.052hp/lb=0.1146hp/Kg已知90mm涵道飞机的静推力是3.3kg所以T/W=3.3/6.8=0.48因本次设计不涉及油的重量，所以不涉及到起飞还是巡航，只涉及到电池的放电时间，综上取最大推重比0.48翼载荷的计算根据失速速度确定的翼载设计要求失速速度为V min 70Km/h=63.79ft/s<1=0.5V min SCL海平面：，=0.00238sLug/ft 3起飞升力系数C L tekeoff =0.8 C

7、l max根据资料所得Cl max =1.5代入上式得Cl tekeoff =1.2又 V min 三 63.79ft/s将以上数据代入升力公式Wi/SW 0.5Vmin 2CL=5.81Ib/ft 2根据最大航时确定的翼载本次设计最大航时为6min，为涵道式喷气式飞机其计算公式为W/S=0.5Vmin 2 vn AeC=0.00238sLug/ft 3Vmin=63.79ft/sA=6.5 C d=0.09（上面已估算）W/S=5.86 Ib/ft 2综上取最小翼载为 5.86 Ib/ft2,最大推重比为 0.48（四）飞机布局形式的选择常见的飞机总体气动布局形式1，常规布局，就有大量的设计

8、经验可供参考2，鸭式布局气动效率高，当我们的设备都放在比较靠后，将使飞机重心进一步后移，会加大飞机的 静不稳定性，所以不采用。3，飞翼布局具有能达到很高的升阻比的效果，气动效率高，但是它会对操稳带来很多问题，因本次 设计是比较简单的电动涵道，所以不采用飞机的总体布局综上决定采用常规布局形式飞机部件布局形式的选择机翼采用小展弦比的后掠机翼，可便于制作，提高横侧 安定性尾翼采用正V尾，跟其它尾翼比起来，V尾的浸湿面积小，有利于减小型阻动力装置为90mm涵道，装在机身中后段，本次设计采 用机身后半段部分进气，这样有利于飞机起飞时的防止地上 碎石卷进进气道内。Hem玄5串(wl涵 道 的 参 数 与

9、选 择©丈螯舟(KQ)本次设计采用90mm涵道，用两组6s电池，采用并联， 电池容量增加，相应得电流也会增加，6s的电池的容量为2500mAH， 6s 电 池 的 数 据规格:2500mAH 30C 6S1P 5C 充电!容量:2500mAH电压：22. 2V倍率:持续30C . 40C峰值.单体内阻：1. 8毫欧尺寸：36来43歩135(MM)两块即为5000mAH ，电池的放电倍率是 30c，电池的 最大放电电流是 150A (5 X 30c),所以电流足够来维持涵 道达到指定值，涵道的最大工作电流为 70A,但飞机飞得时候 不能用70A来飞，这样会损坏涵道，我这里取50A,根据

10、涵道 的50A的工作电流来算，即时间5Ah + 50A=0.1h=6min ,可以达到要求进气口面积的计算 本设计采用机身上面进气，因为机身上面进气口，其通道长度较短，有助于减轻重量，在机身上面进气有利于防止在 飞机启动时地面碎石进入进气道，有助于气流进入进气口捕获面积的计算进气口捕获面积=AC(in) 2发动机流量=M(lb/S)根据经验得知，发动机流量可用发动机前端面直径平方的0.18倍，或发动机最大直径平方的0.12倍来估算。这里取0.18倍。用90mm涵道的风扇，速度在 100km/h=0.08Ma90mm=3.5433in即 3.54332 X 0.18=2.2599 (Ib/S )

11、根据飞机总体设计第154页的图10.13可知这里取 3.7AC(in) 2/ M(lb/S)=3.7带入公式得 AC(in) 2=8.3616(in) 2=0.0054m290mm涵道前端面的面积的计算3.14X 0.045 2 =0.0064 m2般的进气口面积即喉道面积为发动机的70% 80%所以综合以上数据取捕获面积为0.005 m2“扩散段”的计算扩散段是进气口的内部的一部分，在扩散段内，亚音速气流进一步减速到发动机所需的速度，因此，扩散段的捕获 面积应从前到后增加。因为设计的飞机速度不高，所以，扩 散段的长度这里暂取发动机前端面的直径5倍，即450mm，即 45cm出口面积的计算对于

12、最初的设计布局，可以估算的捕获面积为基础，进行合理的近似，对于一个处于关闭位置时的亚音速收敛-扩散 式喷口管所需的出口面积约为捕获面积的0.50.7倍，这里取0.6倍即出口面积为0.0054m2 X 0.6=0.00324 m2(六)：飞机部件几何参数的选择与计算机翼参数的计算与选择已知Wo/S=5.86 lb/ft 2Wo=6.4Kg=14.11 lb所以机翼面积为14.11/5.8=2.4328 ft 2=0.23m 2又展弦比A=6.5根据公式A=b 2/S即机翼翼长 b=122cm=1.22m当根梢比为0.45的时候其机翼升力分布近似椭圆型机翼的升力分布，所以这里取=0.45翼根弦长2

13、S/b (1+ ) =26cm翼尖弦长26 X 0.45=11.7cm机翼后掠角的选择，因为考虑和保障飞机横测安定性定为100，因为100相当于飞机机翼上反角为10平均气动弦长的计算C= (2/3)C根(1+ + 2)/(1+ .)C=19.75cm距翼根处的距离为 丫 丫=( b/6) (1+2 )/(1+ )丫=26.64cm机翼安装角为20无负扭转角副翼的安排与计算通过参考文献得知副翼一般约为机翼弦长的1525 % ,这里取20%，通过查图得知副翼和机翼展长的比值为0.4机翼三视图机身长度的计算长度=AW6A=3.5c=0.23 Wo=6.4kg计算得长度为1.3m ,机身外形的初步设计

14、尾翼参数的计算尾翼面积的计算SS平尾=C HT c S w/LHT垂尾=C VT b S w/L VT本设计的是正V尾所以力臂一样 平尾所需要的面积为力臂L=55.3cm机翼面积Sw=0.23m2机翼翼展b=1.22 m 2 机翼的平均气动弦长c=20cm取 Cht=0.7 C vt=0.04代入上式得到S平尾=5.8dm2S 垂尾=2 dm2转化为正V尾的所需要的面积是=3.1 dm 2与水平夹角为200根据资料查的尾翼的=0.45A=5前缘后掠20°尾翼副舵面的面积的计算，升降舵和方向舵的展长一般为尾翼展长的90%,弦长一般为尾翼弦长的2550%左右，这里取25%通过计算为，得到

15、基本尺寸机翼和尾翼翼型选择与计算机翼翼型的选择与计算初始翼载荷 W/S= 5.8 lb/ft2通过上式知道起飞前的升力系数为1.2雷诺数 R e=69000VL=69000X 19.44 X 0.1975=264919为了完成本次设计，决定选取N 60翼型N 60翼型数据尾翼翼型的选择雷诺数CL max零升迎角CDmin失速迎角2700001.55-5 00.008310 0V尾翼型的选择V尾翼型的选择原则就是平尾要比机翼后失速，以保证飞机 机翼失速之后还能控制，表现在翼型厚度上，就表示要选择 相对厚度要比机翼翼型相对厚度厚的翼型，N 60翼型的相对厚度是12.37 %，所以我这里选取对称翼型

16、NACA0013是它阻力小，二就是便于做结构NACA0013的翼型数据雷诺数C Lmax零升迎角C Dmin失速迎角2700001.150013 o飞机总体飞行性能参数计算与校验速度特性整机阻力估算D=0.5 ： V2SCd总废C d总废=C do +C l 2 / 二 AeC D0=1.1x （C翼型+S身C身/S 机翼+S 尾翼C尾翼/S 机翼+S发动机C发动机/S 机翼）计算得 Cdo= 0.06Cl2/： Ae=0.08所以 D=3.37lb=1.55Kg起飞速度，因为起飞速度是失速速度的1.1倍，失速速度为 70km/h所以起飞速度是77km/h 最大平飞速度飞行的速度增大时，飞机的阻力也随着增大，克服阻力需要推力，所以飞机的需用推力值 T需用就是飞机的实际阻力值 D 最大，最大需可推力T可用减去阻力D或者减去需用推力 T需用, 所剩的推力 T为 T= T可用-T需用速度越接近最大，剩余推力T就越小